Как показали экспериментальные исследования моделей многорежимных самолетов с одинаковой площадью крыла в аэродинамических трубах ЦАГИ, на дозвуковых скоростях обтекания аэродинамическое качество самолетов с крылом изменяемой стреловидности примерно в полтора раза, а взлетные характеристики в два раза лучше, чем у самолета с жестким крылом малого удлинения.

В случае крейсерского полета со сверхзвуковой скоростью самолет с крылом изменяемой стреловидности в сложенном положении по аэродинамическому качеству идентичен самолету с жестким крылом малого удлинения.

Сразу следует оговорить, что серьезным естественным недостатком самолета с крылом изменяемой стреловидности является увеличение массы за счет внедрения в конструкцию шарнира и механизмов поворота крыла. Однако анализ полученных в ходе исследований зависимостей показал, что оптимальная нагрузка на крыло у самолета с изменяемой стреловидностью значительно выше, чем у самолета с жестким крылом. При этом потребная тяговооруженность первого для обеспечения заданной длины разбега меньше, чем у второго.

Уменьшение тяговооруженности приводит к снижению массы и уменьшению миделя силовой установки.

Большее значение удельной нагрузки на крыло (меньшая площадь крыла) и меньшая масса силовой установки самолета с крылом изменяемой стреловидности в значительной степени компенсирует увеличение массы конструкции самолета из-за наличия узла поворота крыла. Как следствие, при одинаковой взлетной массе и постоянной длине разбега, весовая отдача самолета по топливу для обеих компоновок имеет близкое значение. В то же время аэродинамическое качество на дозвуковой скорости полета для самолета с крылом изменяемой стреловидности значительно больше, чем у самолетов с жестким крылом.

Дальность полета на крейсерской дозвуковой скорости на средних высотах самолета с крылом изменяемой стреловидности примерно на 30-35%, а на малой высоте - на 10% больше, чем у самолета с жестким крылом малого удлинения. Дальности полета на сверхзвуковой скорости для самолетов обеих компоновок близки по своим значениям.

Серьезным вопросом при создании многорежимного стратегического самолета являлся выбор максимального значения крейсерской скорости сверхзвукового полета. Сравнительная оценка дальности полета самолета с крылом изменяемой стреловидности, рассчитанного на полет с крейсерской сверхзвуковой скоростью, соответствующей М=2,2 и М=3,0, показала, что уменьшение крейсерской скорости до М=2,2 позволяет обеспечить значительное увеличение дальности полета на этом режиме.

В то же время важным технологическим и экономическим выигрышем в случае выбора Мкр. макс.=2,2 становится возможность использования в конструкции самолета традиционных алюминиевых сплавов, а не титана и высокопрочных и высокотемпературных стальных сплавов, в случае выбора Мкр.макс.=3,0. Подобный подход был присущим для ОКБ А.Н. Туполева еще на этапе проектирования Ту-135. Этих же принципов это ОКБ придерживалось при выборе Мкр для СПС Ту-144 и в этих же пределах отстаивало перед заказчиком значения максимальной скорости в ходе проектирования Ту-160.

По этому же пути пошло ОКБ В.М. Мясищева переходя от проекта М-20 к проекту М-18. Американцы в своих работах по В-1, в том числе и на этапах предпроектов, выше Мкр.макс.=2,5 вообще не поднимались, оставаясь в пределах использования в конструкции, в основном, алюминиевых сплавов.

Что касается некоторого снижения скорости реакции системы при снижении Мкр.макс, то оно было не столь критичным, чтобы из-за этого, хоть и важного, параметра значительно усложнять конструкцию самолета.

Расчетные исследования, проведенные в тот период в авиационных ОКБ и в ЦАГИ, в дальнейшем подтвержденные практикой отечественного и мирового самолетостроения, показали, что крыло изменяемой стреловидности является достаточно эффективным средством на путях создания многорежимного самолета. При обеспечении высокой культуры проектирования, это крыло способно обеспечить хорошие взлетно-посадочные характеристики, высокие значения аэродинамического качества на основном дозвуковом и сверхзвуковом режимах полета, приемлемые характеристики при полете с высокой дозвуковой скоростью на малой высоте.

Для получения многорежимной машины ОКБ П.О. Сухого решило провести модернизацию конструкции исходного Т-4, решив проблему дальности, увеличив значительно запас топлива, а проблему многорежимности путем внедрения новых аэродинамических и компоновочных решений, оставив силовую установку, большую часть оборудования и вооружения без изменений.

В ходе предварительной отработки в ОКБ (руководитель проекта Н.С. Черников) пытались попытаться обойти достаточно «острый» вариант с изменяемой стреловидностью крыла - слишком дорого по массе обходился узел поворота крыла. Однако логика многорежимной машины на тот период неумолимо подводила создателей самолета к крылу изменяемой стреловидности. В плане этих работ после проведения в январе-феврале 1967 года макетной комиссии по базовому Т-4 ВВС выдало ОКБ П.О. Сухого требования к многорежимной машине на базе Т-4.

К проработке подобного самолета ОКБ приступило еще весной 1967 года в инициативном порядке, трезво оценив возможности базового самолета Т-4, в свете новых требований.

По ОКБ самолет получил шифр Т-4М («100 И»): Т-4 модифицированный (изделие 100, изменяемая стреловидность). В новом, модифицированном, варианте Т-4 во многом стал идентичен первоначальным проектам дальнего многорежимного самолета-ракетоносца «145» (будущий Ту-22М) ОКБ А.Н. Туполева, однако последний отличали более умеренные заявленные скоростные данные, позволявшие остаться в рамках применения традиционных конструкционных материалов и технологий.

Проект прорабатывался с учетом максимальной преемственности с Т-4. Изменения коснулись применения нового крыла с углами изменения стреловидности от 20 до 72 град., увеличения на 0,2 м диаметра фюзеляжа, что позволило увеличить запас топлива во внутренних баках (по ТТТ дальность Т-4М составляла 14000-18000 км) и дало возможность увеличить экипаж на одного человека - третьим членом экипажа стал второй пилот. Эта мера была необходима, так как длительность полета Т-4М могла доходить до 14 часов, что приводило, при наличии одного пилота, к значительному увеличению физических и психологических нагрузок на него в течение столь длительного полета.

Основное ударное ракетное вооружение Т-4М должно было состоять из двух ракет большой дальности или восьми малой дальности. Бомбовое вооружение общей массой до 8000 кг размещалось в двух контейнерах, унифицированных по габаритам с контейнерами разведывательной аппаратуры. Дополнительная бомбовая нагрузка могла размещаться на внешней подвеске на многозамковых балочных держателях.

В ходе предварительного проектирования, проводившегося в 1967 году, в ОКБ было проработано около десятка возможных компоновок Т-4М, но до окончательного варианта, удовлетворяющего заказчика, было еще далеко.